ВУЗ:
Составители:
Рубрика:
5
Изгиб прямого крыла не влияет на углы атаки его поперечных
сечений, и поэтому его можно рассматривать отдельно от кручения
после определения аэродинамической нагрузки
)]([)(
0
zcbqzY
y
ϕ+α⋅⋅=
α
, (1.1)
где
2
2
Uq ρ= – скоростной напор; b(z) и )(zc
y
α
– хорда и местный
коэффициент подъемной силы в сечении z = const;
0
α
– угол атаки
корневого сечения крыла;
ϕ
– неизвестная функция углов упругого
закручивания.
Коэффициент
α
y
c для тонкого крыла большого удлинения в
дозвуковом потоке сжимаемого газа при использовании гипотезы
плоского обтекания можно считать постоянным и равным
2
M1
2
−
π
=
α
y
c , (M < 1), (1.2)
где
M – число Маха. При этом линия центров давления проходит че-
рез точки, лежащие на расстоянии b/4 от носка профиля.
Погонный крутящий момент аэродинамических и массовых сил
(рис. 1.1, б) равен
σ+
=
y
mgnYeM
кр
. (1.3)
Дифференциальное уравнение кручения консоли крыла длиной
к
l и граничные условия имеют вид
0
кркр
=+
⎟
⎠
⎞
⎜
⎝
⎛
ϕ
M
dz
d
GJ
dz
d
; (1.4)
6
0
0
=ϕ
=z
и 0
к
=
ϕ
=lz
dz
d
. (1.5)
Здесь
кр
GJ – погонная крутильная жесткость крыла.
Если пренебречь подъемной силой фюзеляжа и горизонтально-
го оперения, то суммарную подъемную силу самолета можно опреде-
лить как
dzY
l
∫
=Υ
Σ
к
0
2
. (1.6)
Уравнение равновесия самолета, совершающего установив-
шийся маневр в вертикальной плоскости, записывается в виде
GnY
y
=
Σ
, (1.7)
где G – полный вес самолета.
Возникают задачи двух типов:
1. Модель самолета или крыла неподвижно закреплена при
продувке в аэродинамической трубе. В этом случае устано-
вочный угол атаки
0
α
задается, а перегрузка
y
n известна
(при горизонтальном расположении модели
1
=
y
n ).
2. Самолет совершает установившийся криволинейный полет в
плоскости
Oxy с заданной перегрузкой
y
n (в горизонталь-
ном полете
1
=
y
n ). В этом случае угол атаки самолета
0
α
неизвестен и должен быть определен совместно с неизвест-
ными функциями
)(z
ϕ
и Y(z).
Изгиб прямого крыла не влияет на углы атаки его поперечных dϕ
ϕ z =0 = 0 и = 0. (1.5)
сечений, и поэтому его можно рассматривать отдельно от кручения dz z =lк
после определения аэродинамической нагрузки
Здесь GJ кр – погонная крутильная жесткость крыла.
Y ( z ) = q ⋅ b ⋅ c αy [α 0 + ϕ( z )] , (1.1) Если пренебречь подъемной силой фюзеляжа и горизонтально-
го оперения, то суммарную подъемную силу самолета можно опреде-
где q = ρU 2 2 – скоростной напор; b(z) и c αy (z ) – хорда и местный лить как
коэффициент подъемной силы в сечении z = const; α 0 – угол атаки lк
ΥΣ = 2 ∫ Y dz . (1.6)
корневого сечения крыла; ϕ – неизвестная функция углов упругого
0
закручивания.
Коэффициент c αy для тонкого крыла большого удлинения в Уравнение равновесия самолета, совершающего установив-
дозвуковом потоке сжимаемого газа при использовании гипотезы шийся маневр в вертикальной плоскости, записывается в виде
плоского обтекания можно считать постоянным и равным YΣ = n y G , (1.7)
2π
c αy = , (M < 1), (1.2) где G – полный вес самолета.
1 − M2
Возникают задачи двух типов:
где M – число Маха. При этом линия центров давления проходит че- 1. Модель самолета или крыла неподвижно закреплена при
рез точки, лежащие на расстоянии b/4 от носка профиля. продувке в аэродинамической трубе. В этом случае устано-
Погонный крутящий момент аэродинамических и массовых сил вочный угол атаки α 0 задается, а перегрузка n y известна
(рис. 1.1, б) равен (при горизонтальном расположении модели n y = 1 ).
M кр = Ye + mgn y σ . (1.3) 2. Самолет совершает установившийся криволинейный полет в
плоскости Oxy с заданной перегрузкой n y (в горизонталь-
Дифференциальное уравнение кручения консоли крыла длиной ном полете n y = 1 ). В этом случае угол атаки самолета α 0
lк и граничные условия имеют вид неизвестен и должен быть определен совместно с неизвест-
ными функциями ϕ(z ) и Y(z).
d ⎛ dϕ ⎞
⎜ GJ кр ⎟ + M кр = 0 ; (1.4)
dz ⎝ dz ⎠
5 6
